• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2007년도 Proceedings of ISRS 2007
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• pp.207-210
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• 2007

A part of the big differences between LEO(Low Earth Orbit) and GEO(Geostationary Earth Orbit) satellite is that transfer orbit is used or not or what tolerance of the position on the mission orbit is permitted. That is to say, the transfer orbit is not used and the constraint of orbit position is not adapted on LEO satellite. Whereas for GEO satellite case, the transfer orbit shall be used due to the very high altitude and the satellite shall be stayed in the station keeping box which is permitted on the mission orbit. These phases are functions for AOCS mission. The aim of this paper is to introduce the AOCS hardware configuration for COMS (Communication, Ocean and Meteorological Satellite). The AOCS hardware of COMS consist of 3 Linear Analogue Sun Sensors (LIASS), 3 Bi-Axis Sun Sensors (BASS), 2 Infra-Red Earth Sensors (IRES), 3 Fiber Optical Gyroscopes (FOG), 5 momentum wheels and 14 thrusters. In this paper, each component is explained how to be used, how to locate and what relation between the AOCS algorithm and these components.

• 전기학회논문지
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• 제57권3호
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• pp.403-408
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• 2008

The gyroscope is the sensor for detecting the rotation in inertial reference frame and constitute the navigation system together an accelerometer. As the inertial reference equipment for attitude determination and control in the satellite, the mechanical gyroscope has been used but it bring the disturbance for mass unbalance so the disturbance give a bad influence to the observation satellite mission because the mechanical gyroscope has the rotation parts. During the launch. The mechanical gyroscope is weak in vibration, shock and has the defect of narrow operating temperature range so it need the special design in integration. Recently the low orbit observation satellite for seeking the high pointing accuracy of image camera payload accept the FOG(Fiber Optic Gyro) or RLG(Ring Laser Gyro) for the attitude determination and control. The Ring Laser Gyro makes use of the Sanac effect within a resonant ring cavity of a He-Ne laser and has more accuracy than the other gyros. It need the 1000V DC to create the He-Ne plasma in discharge tube. In this paper, the design process of the High Voltage Power Supply for RLG(Ring Laser Gyroscope) is described. The specification for High Voltage Power Supply (HVPS) is proposed. Also, The analysis of flyback converter topology is explained. The Design for the HVPS is composed of the inverter circuit, feedback control circuit, high frequency switching transformer design and voltage doubler circuit.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2008년도 제39회 하계학술대회
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• pp.1488-1490
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• 2008

The gyroscope is the sensor for detecting the rotation in inertial reference frame and constitute the navigation system together an accelerometer. As the inertial reference equipment for attitude determination and control in the satellite, the mechanical gyroscope has been used but it bring the disturbance for mass unbalance so the disturbance give a bad influence to the observation satellite mission because the mechanical gyroscope has the rotation parts. During the launch, The mechanical gyroscope is weak in vibration, shock and has the defect of narrow operating temperature range so it need the special design in integration. Recently the low orbit observation satellite for seeking the high pointing accuracy of image camera payload accept the FOG(Fiber Optic Gyro) or RLG(Ring Laser Gyro) for the attitude determination and control. The Ring Laser Gyro makes use of the Sanac effect within a resonant ring cavity of a He-Ne laser and has more accuracy than the other gyros. It need the 1000V DC to create the He-Ne plasma in discharge tube. In this paper, the design process of the High Voltage Power Supply for RLG(Ring Laser Gyroscope) is described. The specification for High Voltage Power Supply(HVPS) is proposed. Also, The analysis of flyback converter topology is explained. The Design for the HVPS is composed of the inverter circuit, feedback control circuit, high frequency switching transformer design and voltage doubler circuit.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제18권2호
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• pp.145-152
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• 2001

태양의 극자외선 복사를 연구하기 위한 인공위성 탑재용 소형 극자외선 태양망원경의 공학 모형을 설계하였다. 극자외선 태양망원경은 $584.3AA$(He I)과 $629.7AA$(OV)의 두 파장대역에서 태양을 관측하기 위한 목적으로 설계되었다. 광학계는 Ritchey-Chr 샤두 방식이고, 망원경의 유효구경과 유효 초점 거리는 각각 80mm, 640mm이다. 회전 필터 휠을 사용하여 He I과 OV 방출선을 관측할 수 있도록 하였다. 검출기의 MCP (Microchannel Plate)는 채널 길이 대 직경의 비가 40:1인 Z-stack 타입이고, photocathode로서 KBr이 MCP 초점면에 코팅되며, MCP와 CCD는 fiber optic taper로 연결되도록 디자인하였다. 광학계 설계에 대한 분석은 광학계산용 상용 소프트웨어를 이용하였다.

• 한국전자파학회논문지
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• 제25권11호
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• pp.1104-1112
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• 2014

위성에 활용하기 위한 전개형 경량화 안테나를 구현하기 위하여 사용되는 센서의 요구 성능을 충족하는 안테나의 설계방법을 제시하였다. 탑재되는 SAR(Synthetic Aperture Radar)의 성능을 충족하기 위한 안테나의 제반 특성과 전개방법 및 재료, 중앙판이 있는 전개형 안테나의 특성을 분석하였다. 경량화 안테나로 솔리드 전개형 안테나와 메쉬 전개형 안테나의 전개 성능을 분석하고, 사용 재료로서 CFRP(Carbon Fiber Reinforced Plastics)의 특성을 실험하였다. 중앙판이 있는 전개형 안테나의 경우, 전개 패널과 메쉬를 사용하는 경우 요구 성능을 충족할 수 있음을 확인하였다.

• Applied Microscopy
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• 제29권1호
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• pp.1-10
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• 1999

본 연구는 정자저장형에 속하는 한국산 관박쥐와 지연착상형에 속하는 한국산 긴가락박쥐 정자들의 형태를 각각 비교 관찰하였다. 정자두부의 형태에 있어서, 관박쥐는 긴 탄환형이었고, 긴가락박쥐는 주걱형이었다. 관박쥐는 두부의 2/3부분이 핵으로 이루어져 있었고, 긴가락박쥐는 1/2부분이 핵으로 이루어져 있었다. Segmented column들은 관박쥐의 경우 $12\sim14$층으로 이루어져 있었고, 긴가락박쥐의 경우 $10\sim12$층으로 이루어져 있었다. 특히 satellite fiber의 경우 관박쥐는 중편부의 외측섬유들 사이에 존재하고 있지만, 긴가락박쥐는 존재하지 않았다. 이상의 관찰 결과에서 볼 때 이들 박쥐정자의 외형 및 내부 구조적 특징들이 생식패턴과 관련이 있을 것으로 여겨진다.

• Journal of Animal Science and Technology
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• 제65권1호
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• pp.16-31
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• 2023

Cultured meat is a potential sustainable food generated by the in vitro myogenesis of muscle satellite (stem) cells (MSCs). The self-renewal and differentiation properties of MSCs are of primary interest for cultured meat production. MSC proliferation and differentiation are influenced by a variety of growth factors such as insulin-like growth factors (IGF-1 and IGF-2), transforming growth factor beta (TGF-β), fibroblast growth factors (FGF-2 and FGF-21), platelet-derived growth factor (PDGF) and hepatocyte growth factor (HGF) and by hormones like insulin, testosterone, glucocorticoids, and thyroid hormones. In this review, we investigated the roles of growth factors and hormones during cultured meat production because these factors provide signals for MSC growth and structural stability. The aim of this article is to provide the important idea about different growth factors such as FGF (enhance the cell proliferation and differentiation), IGF-1 (increase the number of myoblasts), PDGF (myoblast proliferation), TGF-β1 (muscle repair) and hormones such as insulin (cell survival and growth), testosterone (muscle fiber size), dexamethasone (myoblast proliferation and differentiation), and thyroid hormones (amount and diameter of muscle fibers and determine the usual pattern of fiber distributions) as media components during myogenesis for cultured meat production.

• 한국전산유체공학회지
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• 제20권4호
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• pp.63-69
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• 2015

The thermal balance test in vacuum chamber for satellite structures is an essential step in the process of satellite development. However, it is technically and economically difficult to fully replicate the space environment by using the vacuum chamber. To overcome these limitations, the thermal analysis through a computer simulation technique has been conducted. The CFRP composite material has attracted attention as satellite structures since it has advantages of excellent mechanical properties and light weight. However, the nonuniform nature of the thermal conductivity of the CFRP structure should be noted at the step of thermal analysis of the satellite. Two different approaches are studied for the thermal analyses; a detailed numerical modeling and a simplified model expressed by an effective thermal conductivity. In this paper, the effective thermal conductivities of the CFRP composite structures are extracted from the detailed numerical results to provide a practical thermal design data for the satellite fabricated with the CFRP composite structure. Calculation results of the surface temperature and the thermal conductivities along x, y, z directions show fairly good agreements between the detailed modeling and the simplified model for all the cases studied here.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권6호
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• pp.586-594
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• 2009

본 논문은 국내 최초의 소형 복합재 위성인 과학기술위성3호의 proto 모델에 대하여 랜덤, 정현파, 충격 진동응답에 대한 연구이다. 과학기술위성3호의 구조체는 여러 장의 패널을 서로 연결하여 만든 박스형의 구조이며 패널은 탄소섬유강화 복합재를 적층한 스킨에 알루미늄 허니컴 구조를 접착한 하이브리드샌드위치구조로 되어있다. 상용 FEA 코드인 MSC/NASTRAN을 사용하여 주파수 및 시간영역에서 위성의 설계요구조건으로 주어진 진동시험수준에 대한 모드, 응력, 변위, 가속도의 응답을 계산하였다. 이러한 해석결과를 바탕으로 발사 시 야기되는 진동으로 인한 파괴, 안전율 및 설계 타당성을 검토하였다. 이 연구결과들은 실제 위성구조설계 신뢰성 실험에 있어서 검증 및 비교의 자료로 사용될 수 있고, 위성개발의 중요한 자료로 활용된다.

• Composites Research
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• 제37권3호
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• pp.219-225
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• 2024

정찰위성의 탑재체인 위성용 전개형 반사판 안테나는 발사 환경에 대한 구조안정성 및 궤도 환경에 대한 운용 성능을 고려하여 경량화, 고성능의 구조 개발이 필수적이다. 그 중, 복합재 주반사판은 전개형 반사판 안테나를 구성하는 핵심 구성품이며, 발사체 탑재 성능을 고려한 경량 설계 뿐만 아니라 위성체 임무 수행 중 민첩한 자세제어 기동 이후 높은 품질의 위성 영상을 획득하기 위해서는 높은 전개 시 강성을 갖는 고성능의 주반사판 개발이 요구된다. 주반사판 개발을 위해 전개형 반사판 안테나를 구성하는 복합재 주반사판의 적층 설계 및 재료 물성에 따른 구조적 성능을 분석하여 주반사판의 초기 설계안을 도출하였으며, 도출된 초기 설계안을 기준으로 제작 공정을 변수로 4가지 타입의 복합재 주반사판을 제작하였다. 공정 변수로는 복합재 구조의 성형 공정, 탄소 섬유 복합재 시트와 허니콤 코어 간 접착 필름의 적용 유/무, 샌드위치 복합재 내부의 벤팅 경로를 선정하였다. 제작된 4가지 종류의 주반사판에 대해 무게 측정, 비파괴 검사, 표면오차 측정 및 모드 시험을 통한 전개 시 강성 측정을 수행하였으며, 경량 및 구조적 성능을 향상시킬 수 있도록 접착 필름을 미적용하며 벤팅 경로를 포함하는 주반사판 제작 공정을 선정하여 SAR(합성 개구 안테나)를 포함한 위성체에 실 적용이 가능한 복합재 주반사판을 개발하였다.